JP2014163367A - 軸流タービンの動翼列、および軸流タービン - Google Patents

Abstract

【課題】軸流タービンにおいて、端壁部近傍における流入角の半径方向変化を考慮し、翼幾何的翼入口角と作動流体流入角の向きをマッチさせることで、翼型損失を低減すると同時に、翼間で生じる二次流れと翼負圧面との干渉を低減することで二次流れ損失を低減させることができる軸流タービンの動翼列を提供することを目的とする。
【解決手段】円環状に配置された複数のタービン動翼１からなる軸流タービンの動翼列において、動翼列の翼間に形成された流路のタービン半径方向内周側壁面またはタービン半径方向外周側壁面の少なくともいずれか一方に設けられ、翼入口角がタービン動翼の翼入口角よりも小さく、翼出口角がタービン動翼の翼出口角よりも小さく、翼前縁がタービン動翼の翼前縁より作動流体流れ方向上流側に位置する補助翼３を有することを特徴とする。
【選択図】 図１

Description

本発明は、軸流タービン、特に発電プラントのガスタービンや蒸気タービンなどに用いられるタービン動翼に関する。

近年、環境負荷低減の観点から、発電プラントの更なる発電効率向上が求められており、タービンの更なる高性能化が重要な課題になっている。タービン性能の支配的因子として、段落損失、排気損失、機械損失などが挙げられるが、特に、段落損失を低減することが性能向上に対し最も効果的であると考えられている。この段落損失には様々なものがあるが、大別して（１）翼形状そのものに起因する翼型損失、（２）翼間流路を横断する流れに起因する二次流れ損失、（３）作動流体が翼間流路外へと漏えいすることにより生じる漏れ損失、などがある。このうち、（２）の二次流れ損失は翼間流路を横断する二次流れと翼負圧面が干渉し二次流れ渦として流路中に巻き上がることで生じる損失が大部分を占めており、如何に二次流れと翼負圧面との干渉を防ぐかが課題となる。特に、低アスペクト比の翼で構成される高圧段などでは、二次流れ渦が翼高さ方向に発達することで損失域が流路を覆うほどまで発達し、損失の支配的要因となっていた。

このような課題に対し、特許文献１では、タービン翼の翼間流路に生じる二次流れを軽減することを目的とし、静翼流路において端壁部に外輪側先端から半径方向距離の小さくなる側に曲率中心をもつ曲面を配置する隔板を設ける技術が提案されている。

特開平６−３３７０３号公報

従来技術により、翼間の二次流れを物理的に遮蔽するとともに、隔板の上流側端点における馬蹄形二次流れの発生を押え、隔板側面での二次流れによる渦の発生、成長をなくすことができ、段落の二次流れ損失を低減させることができるとしている。

ところで、（１）の翼型損失の要因の一つである翼幾何学的翼入口角と作動流体流入角とのミスマッチは翼と壁面境界層との干渉の一因にもなっており、翼型損失のみならず二次流れ損失を増加させる要因にもなっていた。そのため、タービンの段落性能を効果的に改善するためには、翼間流路の二次流れだけでなく、上流から段落に流入する流れを同時に制御することが重要となる。

しかし前記従来技術では、翼幾何学的翼入口角と作動流体流入角とのミスマッチに関する記載はなく、段落性能を十分に引き出せていない可能性があった。

本発明は、端壁部近傍における流入角の半径方向変化を考慮し、翼幾何的翼入口角と作動流体流入角の向きをマッチさせることで、翼型損失を低減すると同時に、翼間で生じる二次流れと翼負圧面との干渉を低減することで二次流れ損失を低減させることができる軸流タービン動翼を提供することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明は、円環状に配置された複数のタービン動翼からなる軸流タービンの動翼列において、軸流タービン動翼列の翼間に形成された流路のタービン半径方向内周側壁面またはタービン半径方向外周側壁面の少なくともいずれか一方に、翼入口角がタービン動翼の翼入口角よりも小さく、翼出口角がタービン動翼の翼出口角よりも小さく、翼前縁がタービン動翼の翼前縁より作動流体流れ方向上流側に位置する補助翼を設けたことを特徴とする。

本発明によれば、翼型損失と二次流れ損失を同時に低減し、タービンの段落性能を向上させることができるという効果を奏する。

本発明の一実施例に係る蒸気タービン動翼の斜視図である。 図１に示した蒸気タービン動翼を翼ルート部近傍の断面で切断した断面図である。 翼入口角の定義を表す説明図である。 タービン動翼列上流からタービン動翼列に流入する速度の半径方向分布を模式的に表す説明図である。 翼ルート部における静動翼列の翼素断面と、速度三角形を模式的に表す説明図である。 端壁および漏れの影響を考慮した、タービン動翼列上流からタービン動翼列に流入する速度の半径方向分布を模式的に表す説明図である。 端壁および漏れの影響を考慮した、翼ルート部における静動翼列の翼素断面と、速度三角形を模式的に表す説明図である。 タービン翼列内で発生する二次流れを模式的に表す説明図である。 作動流体と補助翼の接触面積増加量と摩擦損失および二次流れ損失の関係を表すグラフである。 図１に示した蒸気タービン動翼の補助翼後縁位置を示す説明図である。 蒸気タービンの段落構造の概略断面図である。 前縁形状の定義を表す説明図である。 本発明の一実施例に係る蒸気タービン動翼の斜視図である。 図１３に示した蒸気タービン動翼を翼ルート部近傍の断面で切断した断面図である。 本発明の一実施例に係る蒸気タービン動翼の斜視図である。 図１５に示した蒸気タービン動翼を翼ルート部近傍の断面で切断した断面図である。

以下、本発明の実施形態について、適宜図面を用いて詳細に説明する。各図面を通して、同等の構成要素には同一の符号を付してある。

なお、以下に説明する各実施例は、本発明を蒸気タービン動翼に適用した例である。本発明の作動原理は、作動媒体が異なるガスタービンであっても同様であり、本特許は軸流タービン一般に適用することが可能である。また、以下に説明する各実施例では、翼ルート側を中心に説明しており、翼先端側については一部省略している。さらに、以下に説明する各実施例では補助翼の翼枚数をタービン動翼の翼枚数と同数としているが、同数もしくは整数倍であれば良い。

本発明の第１の実施例について説明する。図１は、本実施例に係る蒸気タービン動翼の斜視図である。図１は、タービン周方向に複数設けてなる翼列構造の一部を抜粋して表している。図１１は、蒸気タービンの段落構造を概略的に示す断面図である。符号１０５を付した矢印は蒸気流れ方向を表す。本実施例に係る蒸気タービンのタービン段落は、タービンロータ１０１の周方向に複数枚設置されたタービン動翼１と、タービン動翼１の蒸気流れ方向上流側に、ダイヤフラム内輪１０２とダイヤフラム外輪１０３の間にタービン周方向に複数枚設置されたタービン静翼２とから構成される。タービン動翼１はタービン半径方向内周側のプラットフォーム４を介してタービンロータ１０１に取り付けられ、タービン半径方向外周側の先端にはシュラウド５が設けられている。また、タービン動翼１の先端側に設けられたシュラウド５と、シュラウド５と対向する静止体との間にはシール構造１０４が設けられている。プラットフォーム４の壁面は、動翼間に形成された翼間流路のタービン半径方向内周側の端壁面を構成する。また、シュラウド５の内周側壁面は、動翼間に形成された翼間流路のタービン半径方向外周側の端壁面を構成する。

作動流体である蒸気主流は、タービン動翼１の蒸気流れ方向上流に設けられたタービン静翼から流出したのち、タービン動翼１に流入する。蒸気タービンは、タービン動翼１の上流側に設けられたタービン静翼から流出した蒸気主流を、タービン動翼１に流入させることでタービン動翼１とともにタービンロータ１０１を回転させ、タービンロータ１０１の端部に接続する発電機（図示せず）を介して回転エネルギーと電気エネルギーを変換することで発電を行うものである。

図２は、図１に示したタービン動翼１を翼ルート部近傍の断面で切断した断面図である。本実施例では、図１および２に示したように、補助翼３を翼間流路に、かつ補助翼前縁をタービン翼よりも上流側に位置するように配置した構造になっていることが特徴的である。また、図２に示されるように、補助翼３は、翼入口角１０がタービン動翼の翼入口角８よりも小さく、かつ補助翼の翼出口角１１がタービン動翼の翼出口角９よりも小さくなっていることが特徴的である。なお、ここでいう翼入口角とは、図３に示すように、翼素断面内、かつ前縁よりも上流側の領域において、翼の翼キャンバ線１９を前縁から上流側へ延長した半直線２３と、前縁からタービン回転方向に延長した半直線２２のなす角αである。また、翼出口角とは、翼素断面内、かつ後縁よりも下流側の領域において、翼の翼キャンバ線１９を前縁から下流側へ延長した半直線２４と、後縁からタービン回転方向に延長した半直線２２のなす角βである。

本実施例の構成、動作の詳細を説明する。図４はタービン動翼列の上流からタービン動翼列に流入する速度の半径方向分布の模式図である。図５は、翼ルート部における静動翼列の翼素断面と、速度三角形を模式的に表す説明図である。また、図６は、端壁および漏れの影響を考慮した、タービン動翼列の上流からタービン動翼列に流入する速度の半径方向分布の模式図である。図７は、端壁および漏れの影響を考慮した、翼ルート部における静動翼列の翼素断面と、速度三角形を模式的に表す説明図である。図４および図５に示されるように、タービン動翼列において、タービン動翼列の上流側に設けられた静翼列からの蒸気流の流出角３４、絶対流出速度１２が半径方向に一様であるという仮定のもと設計された場合でも、タービン動翼列に流入する蒸気流の相対流入角３５の半径方向分布は、タービン動翼列が回転している影響により各翼高さ位置において異なる角度となる。さらに、実際の流れでは、図６および図７に示されるように、端壁近傍において流れが壁面から粘性の影響を受け、速度の遅い領域（境界層）が発達することや、翼先端部では翼端から作動流体が漏れることにより、翼先端側の流量が減少する（軸方向速度が欠損する）。そのため、端壁近傍の流入角３５は大きく変化する。そのため、流出角３４、絶対流出速度１２が半径方向に一様であるという仮定のもと設計を行った場合、図７に示すように、翼幾何的翼入口角と作動流体流入角とのミスマッチが生じ、翼型損失の原因となる。なお、図６および７において、符号１５は粘性効果を考慮していないタービン動翼に流入する絶対速度、符号１６は、粘性効果を考慮したタービン動翼に流入する絶対速度、符号１７は粘性効果を考慮したタービン動翼に流入する相対速度、符号１８は、粘性効果を考慮したタービン動翼に流入する絶対速度分布を表す。

本発明の場合、図２に示されるように、タービン動翼列１の上流側にせり出した位置に境界層流れの方向と一致するように翼入口角を小さくした補助翼３を設置している。翼入口角は絶対速度１６と周方向速度１４の関係から決定される。周方向速度１４はタービン動翼の回転速度と半径位置で一意に決定されるが、絶対速度１６は境界層の発達に伴う速度欠損具合に依存する。すなわち、絶対速度１６の速度欠損具合を解析により予測することで、境界層流れの方向と一致する翼入口角を決定することができる。補助翼３の上流側にせり出した部分はガイドベーンの役割を果たすため、翼幾何的翼入口角と作動流体流入角とのミスマッチが緩和され、翼型損失の低減が可能である。

図８は、タービン動翼列内で発生する二次流れ７の模式図である。簡略化のため、プラットフォームおよびシュラウドは図示を省略してある。図８に示されるように、タービン動翼は翼腹側に形成される正圧面２８、および翼背側に形成される負圧面２７を有する。蒸気主流は、タービン動翼前縁２５から流入し、正圧面２８と負圧面２７との間に形成される翼間流路を通過した後、タービン動翼後縁２６へと流出する。蒸気主流が翼間流路を通過する際、翼間に流路の曲がり（流れの転向）による遠心力と釣り合うような圧力勾配が生じる。その際、端壁面近傍において、壁面からの粘性の影響により運動量を失った流れ（壁面境界層）は、翼間に生じた圧力勾配に逆らって流れることができず、負圧面側へと移動する。その結果、壁面境界層は負圧面２７と干渉し、負圧面２７の翼ルート部および翼先端部のそれぞれにおいて、流路渦２９として、翼間流路内へと巻き上がり、損失の大きな流れを形成する。

特に、低アスペクト比翼で構成される翼列構造では、翼先端側および翼ルート側でそれぞれ発生した流路渦２９が互いに干渉し、損失の大きな流れを形成する。この流路渦２９は、本来タービン動翼が行うべき仕事の効率低下を招き、二次流れ損失の原因となる。

本発明の場合、図２および図７に示されるように、補助翼の翼入口角１０を端壁近傍のタービン動翼の翼入口角８よりも小さくすることで壁面境界層内の流れの方向と一致させるとともに、翼間流路を二分するように補助翼３を設置している。そのため、翼間流路を横切る二次流れ７を物理的に遮蔽することが可能である。さらに、補助翼の翼出口角１１を端壁近傍のタービン動翼の翼出口角９よりも小さくすることで、補助翼列に沿って流れたのち、補助翼列から流出した境界層流れが翼負圧面と干渉しないようにしている。その結果、タービン動翼と壁面境界層との干渉が低減され、流路渦２９の成長を抑えることができ、二次流れ損失の低減に繋がる。なお、補助翼列から流出した境界層流れと翼負圧面が干渉するかどうかは、二次流れの強さ（翼間での圧力勾配の強さと境界層の発達具合）に依存する。そのため、解析により二次流れの方向を予測した後、補助翼の翼出口角を決定すれば良い。
さらに、上流側で発達した壁面境界層はタービン動翼前縁において、馬蹄形渦として巻き上がることがある。この馬蹄形渦は翼間流路下流側まで発達し、負圧面２７の端面部で巻き上がった流路渦２９と干渉し、更なる損失を招く要因となることがある。

本発明の場合、図２および図７に示されるように、補助翼３を端面近傍の翼間流路を二分するように配置するため、二次流れ７だけでなく馬蹄形渦も物理的に遮蔽することができる。その結果、馬蹄形渦と負圧面２７の端面部で巻き上がった流路渦２９との干渉を低減させることができ、損失の低減に繋がる。

その一方で、タービン動翼列に補助翼３を設置することは、作動流体と接触する表面積を増加させることになるため、摩擦損失の増加へと繋がる。そのため、補助翼の翼高さやコード長を過剰に大きく取った場合、二次流れ損失の低減量よりも摩擦損失の増加量が卓越し、性能が逆に悪化する可能性がある。しかしながら、作動流体との接触面積が増加したことによる摩擦損失の増加に伴う性能低下量よりも、二次流れ７を物理的に遮蔽したことで二次流れ損失が低減されたことによる性能向上量の方が上回ると推測され、本発明を適用することは段落性能全体の向上に繋がると言える。

したがって、本実施例により、翼型損失を低減させると同時に、二次流れ損失を低減させることができ、端壁面近傍の効率を改善することができる。その結果、タービン段落性能を向上させることができる。

図９は、作動流体と補助翼の接触面積増加量と摩擦損失および二次流れ損失の関係を表すグラフである。図９に示されるように、接触面積が増加するに従い摩擦損失は増加する。さらに、二次流れは端壁近傍の現象であるため、二次流れ損失低減の効果が見込める補助翼の翼高さには上限がある。また、二次流れ損失の主たる要因は二次流れと翼負圧面の干渉による流路渦の巻き上がりであり、翼負圧面と干渉しない翼後縁側で生じる二次流れを物理的に遮蔽しても顕著な二次流れ損失の低減には繋がらないため、二次流れ損失低減の効果が見込める補助翼のコード長にも上限がある。そのため、補助翼の翼高さおよびコード長と補助翼を設置したことによる損失低減効果はトレードオフの関係にあり、損失低減効果が見込める補助翼の寸法には最適な範囲が存在する。

二次流れ７を物理的に遮蔽するために必要な補助翼３の翼高さは、流入する境界層の厚さ、すなわち流れの状態に依存する。また、先に述べたように、翼高さを大きく取り過ぎると性能が逆に悪化し、小さく取り過ぎると二次流れを遮蔽できず性能が向上しない可能性がある。

また、補助翼のコード長に関しても、先に述べたように、長く取り過ぎると性能が逆に悪化し、短く取り過ぎると二次流れを遮蔽できず性能が向上しない可能性がある。図１０は、図１に示した蒸気タービン動翼の補助翼後縁位置を示す説明図である。図１０に示されるように、軸方向位置３１はタービン動翼のスロート部３０と翼負圧面２７の交点と同じ軸方向位置である。軸方向位置３１よりも下流側に位置する負圧面は半開放域であり、この領域で生じた二次流れは翼負圧面２７と干渉することなく下流へと流れることが推測される。

以上のことを考慮すると、補助翼３の翼高さをタービン動翼の翼高さの２〜１０％以内に、後縁を軸方向位置３１よりも上流側に設置することが最も効果的であると言える。

また、タービン動翼列に流入する流入角αの半径方向分布は、端壁部近傍において半径方向に大きく捩れた分布となっており、翼幾何的翼入口角と作動流体流入角とのミスマッチを防ぐためには、翼の翼入口角αが境界層流れの方向に一致するように、端壁部近傍の翼入口角αを大きくとることが望ましい。しかしながら、端壁部における翼入口角αの適正値は、壁面の影響による速度欠損度合い、すなわち境界層の発達度合いに依存する。そのため、壁面境界層内の流れの方向と翼の翼入口角αを完全に一致させることは難しい。さらに、上流から流入する壁面境界層と補助翼３が干渉し、渦として流路中に巻き上がることで、損失の大きな流れが形成し、予期せぬ損失を生じる可能性がある。

そのため、補助翼前縁形状は鈍頭であることが望ましい。ここで、鈍頭な前縁とは、図１２に示すように、翼素断面の前縁を構成する内接円の半径２０を翼素断面の内接円最大半径２１で除したものを無次元前縁半径Ｒｎとしたとき、この無次元前縁半径Ｒｎが０．６以上の前縁であることを意味する。補助翼の前縁が鈍頭であることにより、補助翼３の幾何学的翼入口角と作動流体流入角にズレ（インシデンス）がある場合においても、補助翼前縁に流入する流れは補助翼から剥離することなく翼に沿って流れるようになる。すなわち、補助翼のインシデンス特性を改善することができる。

したがって、補助翼の前縁を鈍頭にすることにより、端壁部近傍の翼型のインシデンス特性を改善することができ、二次流れ損失および翼型損失をより一層効果的に低減することができる。

なお、本実施例では補助翼３を翼間流路の内周側壁面であるプラットフォーム４上に設ける例を示したが、補助翼３を翼間流路の外周側壁面であるシュラウド１の内周面に形成しても良い。また、プラットフォーム４とシュラウド１の両方に形成しても良い。

本発明の別の実施例を図１３に示す。本実施例は、翼間流路に設置した補助翼３の反りをタービン動翼とは逆反りにした場合である。本実施例の構成、動作の詳細を実施例１と異なる点を中心に説明する。

図１４は、図１３に示した蒸気タービン動翼を翼ルート部近傍の断面で切断した断面図である。本実施例では、図１３および図１４に示されるように、実施例１と同様に、補助翼の翼出口角１１を端壁近傍のタービン動翼の翼出口角９よりも小さくすることで、補助翼列から流出した境界層流れと翼負圧面との干渉を抑制するとともに、二次流れを物理的に遮蔽するように補助翼３を翼間流路に配置している。そのため、二次流れ損失を低減することができる。

また、図１３に示されるように、タービン動翼１と補助翼３は同一のプラットフォーム上に設置されており、タービン静翼から流出した蒸気主流をタービン動翼１に流入しタービン動翼１が回転すると、補助翼３が補助翼の腹側に回転する構成になっている。この場合、補助翼３を介してタービン動翼１が回転するエネルギーが作動流体へと与えられるため、補助翼３は圧縮機やブロアのような被動機の役割を果たす。その結果、壁面からの粘性の影響により運動量を失った境界層流れは補助翼３を介して運動量を得ることができ、翼間流路における周方向の圧力勾配の影響を受けにくくなる。その結果、二次流れと翼負圧面の干渉が低減させることができ、二次流れ損失を低減することができる。したがって、本実施例により、より一層の二次流れ損失を低減することができ、二次流れが強い場合に効果的であると言える。その一方で、本来、蒸気タービン動翼で得られるエネルギーが補助翼を介して作動流体へ戻るため、蒸気タービン動翼で得られるエネルギーは減少する。しかしながら、補助翼３が回転することでエネルギーを消費されることに伴う性能低下量よりも、二次流れ損失が低減されたことによる性能向上量の方が上回ると推測され、本発明を適用することは段落性能全体の向上に繋がると言える。

また、図１４に示されるように、タービン動翼列の上流側に境界層流れの方向と一致するように、補助翼３の翼入口角１０をタービン動翼１の端壁面近傍における翼入口角８よりも小さくなるように構成しているため、実施例１と同様に、翼幾何的翼入口角と作動流体流入角とのミスマッチが緩和され、翼型損失の低減が可能である。

したがって、本実施例により、翼型損失を低減させると同時に、二次流れ損失を低減させることができ、端壁面近傍の効率を改善することができる。その結果、タービン段落性能を向上させることができる。

また、実施例１と同様に、補助翼の前縁形状は鈍頭形状であることが望ましい。

本発明の別の実施例を図１５に示す。本実施例は、補助翼３の後縁をタービン動翼１の翼間流路よりも上流側に設置し、補助翼３を完全にタービン動翼１よりも上流側に配置した場合である。本実施例の構成、動作の詳細を実施例１および実施例２と異なる点を中心に説明する。

図１６は、図１５に示した蒸気タービン動翼を翼ルート部近傍の断面で切断した断面図である。本実施例では、図１５および図１６に示されるように、実施例１および実施例２のように、二次流れを物理的に遮蔽するように補助翼３を翼間流路に配置していないため、二次流れを物理的に遮蔽することによる二次流れ損失の低減効果は見込めない。

しかしながら、図１５に示されるように、実施例２と同様に、補助翼３を介してタービン動翼１が回転するエネルギーが作動流体へと与えられるため、補助翼３は被動機の役割を果たす。その結果、壁面からの粘性の影響により運動量を失った境界層流れは補助翼３を介して運動量を得ることができ、翼間流路における周方向の圧力勾配の影響を受けにくくなる。さらに、被動機翼の役割を果たすため、補助翼周りの圧力場は腹側が高圧力場、背側が低圧力場となり、下流に位置するタービン動翼の圧力場とは逆転した圧力場が形成される。その結果、タービン動翼１の前縁近傍で生じている周方向の圧力勾配は緩和され、翼間流路上流側で発生する二次流れを低減することができる。すなわち、本実施例の構造をとることで、二次流れを低減することができ、二次流れと翼負圧面との干渉を低減させることができるため、二次流れ損失の低減に繋がる。その一方で、本来、蒸気タービン動翼で得られるエネルギーが補助翼を介して作動流体へ戻るため、蒸気タービン動翼で得られるエネルギーは減少する。さらに、補助翼３を設置したことによりタービン動翼の端壁部近傍では前縁側において周方向の圧力勾配が緩和される。これは翼負荷（翼正圧面と翼負圧面の圧力差）が小さいということ意味しており、作動流体からタービンが得ている仕事が少なくなるため、性能が逆に悪化する可能性がある。しかしながら、補助翼３が回転することでエネルギーを消費されることに伴う性能低下量および翼負荷が低下することに伴う性能低下量よりも、二次流れ損失が低減されたことによる性能向上量の方が上回ると推測され、本発明を適用することは段落性能全体の向上に繋がると言える。

また、図１５に示されるように、タービン動翼列の上流側に境界層流れの方向と一致するように、補助翼３の翼入口角１０をタービン動翼１の端壁面近傍における翼入口角８よりも小さくし、補助翼から流出した後の流れ角がタービン動翼１の翼ルート部近傍の翼素断面３３における翼入口角１０と一致するように、補助翼３の翼出口角１１とタービン動翼１の翼入口角８の和が１８０°になるように構成しているため、実施例１および実施例２と同様に、翼幾何的翼入口角と作動流体流入角とのミスマッチが緩和され、翼型損失の低減が可能である。

したがって、本実施例により、翼型損失を低減させると同時に、二次流れ損失を低減させることができ、端壁面近傍の効率を改善することができる。その結果、タービン段落性能を向上させることができる。本実施例は、実施例１および実施例２のように、二次流れを物理的に遮断することができないため、二次流れ損失の低減量は少なくなる。しかしながら、補助翼３が完全にタービン動翼列よりも上流側に位置しているため、製作性に優れており、製作コストを抑えることができる。

また、実施例１および実施例２と同様に、補助翼の前縁形状は鈍頭形状であることが望ましい。

１ タービン動翼
２ タービン静翼
３ 補助翼
４ プラットフォーム
５ シュラウド
６ 翼素断面
８ （タービン動翼の）翼入口角
９ （タービン動翼の）翼出口角
１０ （補助翼の）翼入口角
１１ （補助翼の）翼出口角
１９ 翼キャンバ線
２５ タービン動翼前縁
２６ タービン動翼後縁
２７ 負圧面
２８ 正圧面
３０ スロート部
３４ （静翼列からの）流出角
３５ （タービン動翼列に流入する相対）流入角

Claims (11)

1. 円環状に配置された複数のタービン動翼からなる軸流タービンの動翼列であって、
   前記動翼列の翼間に形成された流路のタービン半径方向内周側壁面またはタービン半径方向外周側壁面の少なくともいずれか一方に設けられ、翼入口角が前記タービン動翼の翼入口角よりも小さく、翼出口角が前記タービン動翼の翼出口角よりも小さく、翼前縁が前記タービン動翼の翼前縁より作動流体流れ方向上流側に位置する補助翼を有することを特徴とする軸流タービンの動翼列。
2. 請求項１に記載の軸流タービンの動翼列であって、
   前記補助翼の後縁が、前記タービン動翼列のスロート部とタービン動翼の翼負圧面との交点よりも作動流体流れ方向上流側に位置することを特徴とする軸流タービンの動翼列。
3. 請求項１または２に記載の軸流タービンの動翼列であって、
   前記補助翼の翼高さが、前記タービン動翼の翼高さの２％以上かつ１０％以下であることを特徴とする軸流タービンの動翼列。
4. 請求項１ないし３のいずれか１項に記載の軸流タービンの動翼列であって、
   前記補助翼の翼前縁部が、鈍頭形状を有することを特徴とする軸流タービンの動翼列。
5. 請求項４に記載の軸流タービンの動翼列であって、
   翼素断面の前縁を構成する内接円の半径を前記翼素断面の内接円最大半径で除したものを無次元前縁半径と定義したとき、前記補助翼の無次元前縁半径Ｒｎが０．６≦Ｒｎであることを特徴とする軸流タービンの動翼列。
6. 請求項５に記載の軸流タービンの動翼列であって、
   前記補助翼の反りが動翼列を構成する前記タービン動翼の反りと同一方向であることを特徴とする軸流タービンの動翼列。
7. 請求項１ないし６のいずれか1項に記載の軸流タービンの動翼列であって、
   前記翼入口角が、翼前縁より上流の領域において、翼キャンバ線を翼前縁から上流側へ延長した半直線と、翼前縁からタービン回転方向に延長した半直線のなす角であり、
   前記翼出口角が、翼後縁より下流の領域において、翼キャンバ線を翼後縁から下流側へ延長した半直線と、翼後縁からタービン回転方向に延長した半直線のなす角であることを特徴とする軸流タービンの動翼列。
8. 請求項１ないし７のいずれか1項に記載の軸流タービンの動翼列であって、
   動翼列を構成する前記タービン動翼の設置数と同数または整数倍の前記補助翼を有することを特徴とする軸流タービンの動翼列。
9. タービンロータと、該タービンロータの周方向に複数枚設置されたタービン動翼と、該タービン動翼の蒸気流れ方向上流側に、ダイヤフラムの内外輪間にタービン周方向に複数枚設置されたタービン静翼とを備える軸流タービンであって、
   請求項１ないし８のいずれか1項に記載の軸流タービンの動翼列を備えることを特徴とする軸流タービン。
10. 請求項１に記載の軸流タービンの動翼列であって、
    前記補助翼の反りが、動翼列を構成する前記タービン動翼の反りと逆方向になるように構成したことを特徴とする軸流タービンの動翼列。
11. 請求項１０に記載の軸流タービンの動翼列であって、
    前記補助翼の後縁が前記タービン動翼列の前縁よりも上流側に位置しており、
    前記補助翼の出口角と前記タービン動翼列の入口角との和が１８０°になるように構成されていることを特徴とする軸流タービンの動翼列。